高超聲速導彈的動力選擇及展望（上）_風聞

 感謝觀察者網長期以來跟蹤報道高超聲速領域各種新聞，感謝席亞洲、施洋、王世純等編輯的辛勤工作和獨到見解。我經常看觀察者網的軍事和科技新聞，算是老讀者了，今天分享個人思考的一些結果。文章借鑑了觀察者網和風聞社區的內容，在下篇文末會列出參考文獻。

高超聲速導彈一般指大氣層內長時間飛行速度高於6倍聲速的導彈，包括高超聲速滑翔導彈和高超聲速巡航導彈，前者一般使用火箭助推爬升到一定高度（臨近空間）然後開始滑翔，後者一般使用超燃衝壓發動機等吸氣式動力裝置，幾乎全程動力飛行。雖然彈道導彈再入段的速度可達25倍聲速，但是其彈頭需要在大氣層外飛行較長時間，即使能夠進行變軌或大氣上層水漂機動，其機動能力終究是有限的，軌跡可預測，被反導系統攔截的概率較高。而高超聲速導彈能夠在大氣層內或臨近空間全程高超聲速飛行，利用氣動力實施大範圍機動，軌跡幾乎不可預測，而且全程平均速度比彈道導彈更快，突防能力與彈道導彈不可同日而語，現有反導技術幾乎無法攔截。

高超聲速導彈的概念在70年前已經出現，直到近幾年才達到實用階段。中國的東風17和東風5改進型、俄羅斯的“先鋒”已經應用了高超聲速滑翔技術，俄羅斯的3M22“鋯石”據稱是世界上第一款實際裝備的超燃衝壓導彈，美國正在同時進行多個高超聲速導彈研發計劃。整體看來，高超聲速導彈技術的成熟和擴散正在加速，歐洲、印度、朝鮮、伊朗一定也在努力研製高超導彈。任何一種武器都是有生命週期的，隨着高超導彈的擴散和反高超導彈技術的發展，高超導彈必然不斷迭代改進和分化，今天展望高超聲速導彈的發展趨勢，對於我國高超聲速技術的發展有積極意義。

錢學森和東風

對於這種研究，蘭德公司是水平最高、經驗最豐富的機構之一。蘭德公司不僅與美國空軍有緊密關係，而且從上世紀60年代到90年代出版了不少相關報告，包括非常專業的高超聲速空氣動力學研究報告，和NASA的報告不相上下。這樣一個專業的智庫，2016年以來竟然只公開出版了一篇高超聲速相關研究報告，這是很反常的，可能的解釋是其相關研究項目和報告都是保密的。由於缺乏權威的參考文獻，本文根據公開文獻和互聯網消息對高超聲速導彈動力的發展趨勢進行了粗淺的思考。

1. 高超聲速導彈簡介及動力問題

分析高超助推滑翔導彈的性能特點時，人們經常拿高超聲速滑翔彈頭(hypersonic glide vehicle, HGV)與彈道導彈機動再入彈頭(maneuvering reentry vehicle, MaRV)作比較。機動再入彈頭的典型應用是美國80年代的潘興2導彈，其雙錐體彈頭和再入機動控制舵顯著提高了攻擊精度和突防能力，此後這種佈局也應用於中國的東風15B、東風21C、東風26等導彈。高超滑翔彈頭的飛行高度低，橫向機動能力強，能夠大幅壓縮反導系統的預警和反應時間，顯著增大攔截難度。

高超聲速滑翔彈頭的軌跡特性

從技術發展路徑來看，高超聲速滑翔彈頭作為機動再入彈頭的換代產品，在發展初期卻被機動再入彈頭碾壓。20世紀50年代末，為了克服高超聲速飛行的升阻比屏障，提出了乘波體概念，然而當時的設計方法十分原始，設計出的乘波體性能不佔優勢，沒有實際應用。直到90年代，乘波體設計技術逐漸成熟，基於吻切乘波理論設計出的乘波體性能顯著提升，最終發展出東風17等高超滑翔導彈。近年來，為了進一步提升乘波體的性能，發展了三維彎曲激波反設計方法和高壓捕獲翼等新構型。

乘波體設計的一些新進展

目前，高超滑翔彈頭的各項技術已經成熟，使用公開文獻中的乘波體設計和優化方法就能得到性能不錯的氣動外形，而且高超滑翔彈頭的材料、熱防護、控制制導等技術與彈道導彈是類似的，或者對已有技術稍加改進即可應用，技術難點應該主要在系統集成和工程可靠性層面，已經不存在只有極少數國家才能掌握的獨門絕技。因此，美國在HGV研發上滯後的原因可能是缺乏高性能地面實驗設施、工業基礎能力下降、決策滯後和研發部門效率較低，這使得2025年之前美國在高超聲速武器領域落後於中國和俄羅斯。另一方面，美國在反彈道導彈技術上累計投入了上千億美元，其反導系統建設還未全部完成，目前據推測能同時攔截數十枚洲際導彈。現在高超滑翔彈頭改變了遊戲規則，花費巨資建設的反導系統可能成為擺設，這多少是令人難以接受的。這樣看來，反導項目其實一直在擠佔美國高超聲速武器的研發經費，而且由於巨大的沉沒成本，雖然高超聲速防禦項目一度宣告失敗，美國仍將繼續升級反導系統，為其增加攔截高超聲速導彈的能力。

美軍反高超聲速導彈計劃失敗，將重新考慮技術方案 

高超聲速巡航導彈（hypersonic cruise missile, HCM）是在亞燃衝壓導彈基礎上繼承發展而來的，相比高超滑翔彈頭，其技術更復雜，技術成熟度也更低。軍事用途的超燃衝壓發動機一般使用煤油或固體燃料，避免液氫等低温燃料的貯存問題，並簡化發射程序，縮短髮射響應時間。X-51A使用航空煤油，“鋯石”導彈很可能也使用煤油。煤油同時作為主動冷卻系統的冷卻介質，通過吸熱裂解防止發動機結構被高温破壞，這對發動機推力性能也有影響。超燃衝壓發動機目前面臨的科學和技術問題還有不少，下面討論與導彈相關的幾個問題。

X-51A模型

“鋯石”的進氣道形式仍然模糊，不排除採用X-51A相似構型的可能性

HiFire-2試驗飛行器結構

首先是發動機的不起動和再起動問題。衝壓發動機的機動性一般不如火箭發動機，原因就在於吸氣式發動機的氣流捕獲、燃料摻混和燃燒釋熱所需來流條件較為苛刻，飛行姿態劇烈變化容易導致發動機不起動。因此，解決不起動/再起動問題對於拓寬超燃衝壓發動機工作包線、提升導彈的機動性至關重要。由於進氣道和燃燒室的耦合關係，進氣道或者燃燒室工作異常都會導致發動機不起動，嚴重時飛行器將喪失推力，而再起動又往往面臨許多制約因素。超燃衝壓發動機的起動需要藉助火箭助推獲得的速度，不起動發生時助推火箭已經拋掉，只能通過改變飛行姿態或者藉助內部的輔助起動裝置重新建立正常工作狀態，這就帶來了更多問題。

以進氣道為例，對於進氣道不起動，一般可以通過加快入口氣流速度來實現再起動，改變攻角可以加速，但是一些情況下這樣的操作沒有用，或者會導致另一種不起動（超額定不起動）。為此，人們研究了各種輔助起動裝置，例如邊界層抽吸、平移唇罩、鼓包DSI等等，這些方案要麼導致額外增重，要麼需要打孔降低結構強度，要麼效果不是很好。更危險的是變幾何帶來的密封問題，高温氣流的破壞性很強，X-51A就曾因為密封問題導致試飛失敗，因此變幾何方案的難度很大，對於追求可靠性的導彈來説必須“慎之又慎”。超燃衝壓發動機不起動和再起動的研究雖然已經持續了幾十年，仍然不算完善，目前連最基本的不起動和再起動邊界都沒有通用的預測方法，工程上只能靠海量仿真和試驗來研製型號，對相關物理機制的認識還有待深入。此外，發動機和燃燒室都存在遲滯現象，發動機控制規律複雜；超聲速燃燒不穩定可能導致熄火…還有很多歷史遺留問題。

超燃衝壓發動機示意圖

加速再起動（左）和通過抽吸改出超額定不起動（右）

法俄聯合試驗的超燃衝壓發動機變幾何方案

第二個問題是高超聲速燃燒。高超巡航導彈的速度普遍低於高超滑翔彈頭，例如“鋯石”的最大速度約為8倍聲速，而東風17的速度在10倍聲速以上。為了進一步提高巡航導彈的突防能力，壓縮敵方反應時間，需要研製10~15的高超巡航導彈。>10的吸氣式發動機只能使用氫燃料，這對於導彈是不利的。飛行馬赫數大於12，燃燒室入口氣流馬赫數將大於5，屬於高超聲速燃燒，相關研究還很少。這種情況下, 燃燒釋放的熱量與氣流總焓相比很少，通過燃燒向氣流添加能量得到的推力十分有限，超燃衝壓發動機的推力效率可能很低。因此，典型超燃衝壓發動機的巡航段馬赫數最高約為1215，導彈只能通過末段衝刺來達到更高的速度。這樣就吸氣式高超導彈的發展需要考慮其他技術路徑，例如激波誘導燃燒或者斜爆震發動機。

第三個問題是大尺寸超聲速燃燒室。實現超聲速燃燒需要穩定火焰，穩定火焰有兩種方法，一種是提高火焰傳播速度，另一種是製造低速回流區。由於提高火焰傳播速度的等離子體、電弧、激光等手段耗能太大，一般在燃燒室內設計凹腔，通過製造迴流區輔助點火併提供高温區域作為熱源維持火焰。有一種激進的看法是，現在的超燃都是偽超燃，因為火焰依靠凹腔穩定在很小的範圍內，大部分釋熱發生在凹腔裏以及距離壁面很近的邊界層內，主要還是亞聲速燃燒，只不過燃燒室裏存在超聲速氣流而已，所謂的“10級大風裏點燃一根火柴”聽着很厲害，其實是躲在一個背風的洞裏點火柴，不講武德。這種説法雖然有些誇大，但是指出了一個重要的問題。

X-51A的唇口高度約160~180mm，燃燒室入口高度推測為70~90mm，航程約700-1000km

目前研究的超燃燃燒室多是小尺寸的，如果發展1萬公里射程的遠程巡航導彈或者高超聲速偵察機，燃燒室必然要放大。燃燒室內部邊界層厚度大約與燃燒室尺度的0.8次方成正比，即邊界層厚度的增長慢於燃燒室尺寸增長。參考下圖中40mm高的燃燒室，火焰高度大約為20mm。如果將燃燒室入口放大到120mm，邊界層厚度增長為原來的3^0.8=2.4倍，假設火焰高度與邊界層厚度成正比，火焰高度將達到48mm，即0.4倍入口高度。即使以更大的比例放大凹腔或者提高燃料噴注壓力，也無法提升火焰高度，反而帶來更多的摩擦損失。實際情況比這更惡劣，火焰高度可能只有30mm，如果設置雙側凹腔和噴注點，還剩下60mm區域沒有火焰，火焰向燃燒室的核心流動區域釋放的熱量太少，發動機的推力性能很差。大尺寸燃燒室的問題可以通過設置多個模塊化小型燃燒室來避開，但是模塊化燃燒室必然帶來增重等問題。另一種解決方法是設置支板等侵入式燃料噴注裝置，這種結構在高温高速氣流中是很脆弱的，冷卻十分困難，難以實用化。因此，中等尺寸/大尺寸燃燒室是當前制約遠程高超聲速巡航導彈發展的一個重要問題。

入口高度40mm的燃燒室，火焰範圍能達到燃燒室高度的一半

第四個問題是固體燃料（固體火箭）超燃衝壓發動機的研製。固體火箭衝壓發動機已經應用於空空導彈，例如歐洲的“流星”導彈。固體衝壓發動機密度比衝高、安全性好、比推力大，更適合需要快速反應的戰術導彈。近年來，固體燃料超燃衝壓發動機研究熱度上升，這是與軍事需求相關的。早期的研究直接把固體藥柱加工成燃燒室型面，雖然能實現短時間超聲速燃燒，但是燃燒室型面隨着藥柱燃燒變形，難以維持穩定燃燒。目前的研究集中在帶有燃氣發生器的超燃衝壓發動機，並借鑑液體燃料超燃衝壓發動機的凹腔穩焰等技術。固體燃料高超聲速空空導彈確實有不小的市場，一旦實現技術突破將產生巨大的影響。然而一些問題也需要考慮。固體發動機比衝低於液體發動機是固體導彈先天的缺陷，而且富燃氣流中的燃料顆粒與空氣摻混不充分，燃燒效率低，這些問題的解決都需要時間。“流星”空空導彈的研發歷時10年以上，固體超燃衝壓技術的發展也不會一蹴而就，而且固體超燃的最大飛行馬赫數很可能不超過6，這就給了液體超燃衝壓發動機一個機會。液體碳氫燃料超燃衝壓空空導彈很可能先於固體超燃衝壓彈出現，用於超遠程攻擊預警機、加油機等重要目標，如果戰鬥機攜帶不便，可以由轟炸機攜帶。

“流星”固體火箭亞燃衝壓空空導彈

固體燃料超燃衝壓發動機

帶有燃氣發生器的固體火箭超燃衝壓發動機

2. 突防能力與用途

用户需求是決定導彈動力選擇的最關鍵因素。導彈突防能力是最重要的指標，但是其他性能（射程、可靠性、成本、適裝性等）的權重也很大，加起來甚至超過突防能力，因此分析各種動力的優劣是一項非常複雜的工作，需要的信息量也很大，需要一個團隊才能完成。通過比較各種發動機的速度、射程和機動性特點，大致得到一些結論。

本文將突防能力視為5個指標的加權平均結果，包括：速度、機動能量、軌跡靈活性、隱蔽性和彈頭抗毀傷能力。公式如下：

突防能力=速度*a1+機動能量*a2+軌跡靈活性*a3+隱蔽性*a4+彈頭抗毀性*a5

速度的權重一般來説是最大的，但並不是決定性的。其他4個指標的權重目前還沒有很好的量化標準，只能憑感覺來取，就不詳細討論了。下面對各項指標補充一些信息。

速度：

高超聲速導彈相比彈道導彈的絕對速度並不佔優勢，然而彈道導彈飛出大氣層外走了不少彎路，高超聲速導彈的軌跡高度不超過30km，所以後者的全程平均速度可以更快。例如東風5號全程實驗，從100.3ºE, 41.12ºN到7ºS, 100.18ºE，全程7900千米，彈道射程9500千米，飛行時間1744s，全程平均速度4.53km/s，彈道平均速度5.44km/s，而高超聲速滑翔彈頭只需達到15就能和彈道導彈一樣快。吸氣式導彈在速度方面處於劣勢，只有斜爆震發動機能夠達到滑翔彈頭的速度。這一劣勢在射程5000km以上時將十分明顯，對於射程2000km以內的任務，兩者的差異不太大。本文假設高超滑翔彈頭的典型飛行高度為30km，超燃衝壓導彈的飛行高度為25km。對應的聲速為：30km，聲速301.7m/s；25km，聲速298.4m/s；20km，聲速295.1m/s。

機動能量：

高超滑翔彈頭一般只攜帶用於姿態調整的噴流裝置或者小型火箭。可任意多次點火的電控固體推進劑可能也有應用。滑翔器與助推火箭分離後，滑翔器總的可用能量就是滑翔開始時刻動能和勢能之和，這些能量完全來自助推段火箭，是有限的。由於能量約束，高超滑翔彈頭的機動能力達不到隨心所欲的程度，其機動是有一定規律可循的，例如轉彎時高度要降低多少、速度如何變化。高超滑翔導彈是以快取勝，很少走彎路，極高的飛行速度和無垂尾構型也決定了其橫向機動必須以飛行穩定為前提，如果防禦方能夠利用足夠多衞星與預警飛艇、無人機等組網實現實時空情監測，在滑翔中段可以判斷出滑翔器的大致目標區域，從而得到攔截的機會。

雖然吸氣式導彈的速度顯著低於高超滑翔彈頭和彈道導彈，但是由於吸氣式導彈自帶動力，可供機動的能量更多，突防能力未必更差。吸氣式導彈的氧化劑來自空氣，比衝遠高於火箭，在保證發動機正常工作的前提下，其機動的範圍要遠大於滑翔或再入彈頭。吸氣式導彈在機動能量上的第一個特點是，爬升之後仍然可以用發動機加速，可以在大氣層內靈活調整高度，這是滑翔/再入彈頭不具備的能力。第二點是可以選擇更隱蔽的路徑來接近目標，可以接受更多的能量浪費，例如飛過目標之後再繞回去攻擊，甚至能在指定區域搜索一段時間再攻擊。這樣的攻擊方式不適用於滑翔彈頭，因為滑翔器最終都要由助推火箭來提供能量，為了彈頭機動把戰術導彈的助推火箭做成東風41那麼大是很不經濟的。當然對於戰略級的、攜帶核戰鬥部的滑翔彈頭，助推火箭是液體火箭，這樣似乎也可以。

不同動力的比衝與馬赫數關係

軌跡靈活性：

軌跡靈活性與機動能量有聯繫，但是各有側重點。有了機動能量，如果發動機工作包線過於狹窄，也不能實現優異的機動性。另一方面，如果能進行大過載機動而沒有能量補充，那麼飛行是不能持久的，對於突防沒有意義。吸氣式導彈和滑翔彈頭就體現了這種關係。

對於吸氣式導彈來説，為了避免發動機不起動，對於速度和攻角及其改變率有所限制。另一方面，吸氣式發動機存在薄壁結構，結構強度不如滑翔彈頭，其內部的燃料加壓和冷卻系統也不能接受大過載機動。發動機的存在提供了足夠的能量，但是同樣限制了其靈活性。然而有能量終究是好事，隨着技術進步，發動機的工作包線是可以拓寬的，超燃衝壓導彈還有性能提升空間。

對於滑翔彈頭，由於結構強度較大，且不需要考慮發動機的工作狀態，可以進行大過載機動。這對於末段突防有利，但是由於沒有能量補充，滑翔中段的軌跡靈活性受限。即使滑翔器自帶火箭，由於火箭比衝低於吸氣式發動機，能補充的能量也很少，反而增加成本。還有一個比較重要的問題，助推滑翔導彈的上升段軌跡比較呆板，在上升段遭到攔截的可能性雖然比較小，但是不能排除。如果助推火箭在上升段被破壞，滑翔彈頭將直接報廢。這一問題對於艦載和潛射導彈來説比較嚴重，因為艦船可能在遠洋發射導彈，很難保證絕對的制空權。

隱蔽性：

滑翔彈頭的隱蔽性稍差。首先，滑翔彈頭在上升段使用的助推火箭一般較大，而且軌跡簡單，容易被紅外偵察衞星發現。吸氣式導彈的助推火箭只需加速到4左右即可，火箭較小，火箭工作時間更短，被發現的概率更小。其次，飛行速度越快，氣動加熱越劇烈，表面温度越高，滑翔彈頭速度快的優點削弱了其隱蔽性。第三，吸氣式導彈的飛行高度可以稍低於滑翔彈頭，20-25km的飛行高度相比30km飛行高度，可以壓縮海平面上雷達/紅外探測器的反應時間，隱蔽性稍好一些。

不同導彈的飛行高度

彈頭抗毀傷能力：

高超聲速飛行器雖然突防能力強，但其實是很脆弱的。為了實現足夠遠的射程，其結構和熱防護冗餘很小。反導攔截彈的爆炸破片只需在其防熱材料上劃一道，高温氣流就能破壞飛行器的結構，讓飛行器偏離目標甚至解體。目前的反導導彈難以攔截高超聲速導彈，但是反導技術是在進步的，而且高超聲速導彈抵禦激光、微波武器的能力可能還不如彈道導彈，因此有必要評估導彈的抗毀傷能力。

對於滑翔彈頭來説，雖然其熱防護能力不比彈道導彈弱多少，但是高超聲速滑翔把材料的性能已經發揮到了極限，15以上的高超滑翔器很可能需要額外的冷卻措施，以降低駐點附近熱流，例如氣動杆+噴流或單純的噴流。激光照射容易對杆或者孔造成破壞，使冷卻系統失效。對於吸氣式導彈，由於存在較尖鋭的結構和薄壁結構，如果激光將這些部位熔融破壞，飛行器的性能將急劇下降，難以準確命中目標。而且已經有研究發現，外加熱源能夠影響高超聲速進氣道的工作狀態，激光甚至不需要破壞飛行器結構就能干擾發動機工作，甚至導致不起動。總之，高超聲速導彈本來就是追求工程極限的產物，刀尖上跳舞的平衡是很脆弱的，激光攔截不需要直接把導彈打成碎片，讓其偏離目標即可。

高超聲速滑翔器駐點附近設置氣動杆或逆向噴流孔

熱源可影響高超聲速進氣道的工作狀態

冷戰時期，美國和蘇聯對激光反導開展了不少研究，蘇聯還發射了試驗航天器。近年來，美國和俄羅斯都在激光武器上取得進展，俄羅斯的激光武器據稱使用核電源。高超聲速導彈的發展必然刺激激光武器的發展。雖然今天激光反導不太靠譜，但是不能大意，高超聲速導彈發揮戰鬥力需要整個系統的支撐，破壞任何一環都將導致導彈偏離目標。例如，高超滑翔彈頭和機動再入彈頭為了攻擊的準確性，不少採用光學窗口進行末段成像制導，這個光學窗口是需要用特殊手段來冷卻的，如果用激光破壞裏面的傳感器、致盲這個窗口，就使得成像制導失效，雖然還有其他制導手段，但是導彈的命中率肯定會顯著降低。又如，“先鋒”等高超滑翔器可在飛行中接收衞星指令以更新目標和修正彈道，如果用微波武器破壞其天線，可使其無法接收衞星信號而飛向錯誤的位置。也可以使用具有電磁脈衝戰鬥部的攔截器，在高超聲速導彈附近引爆，毀傷其內部電子元件，破壞制導和控制系統。總之，高超聲速導彈僅憑速度並無致勝把握，這一點我們應該有清醒的認識，並儘早加強高超聲速武器的電子對抗、電磁防護研究，提升抗毀能力。此外，我國也已經啓動空間核電源的研發，10年之內太空激光反導將不再是科幻。

太空激光反導概念、試驗航天器以及美、俄近年來的進展

高超聲速飛行器的光學窗口

微波武器引爆路邊炸彈

投擲能力和戰鬥部類型：

高超聲速導彈與彈道導彈的彈頭在飛行末段都具有巨大的動能，這使得彈頭不需要攜帶大量炸藥就能得到很大的殺傷力。吸氣式導彈的動力系統佔用了大量彈內空間，所以吸氣式導彈戰鬥部重量較小。雖然400kg的彈體以8倍聲速命中，完全可以癱瘓甚至擊沉一艘萬噸級驅逐艦，然而戰鬥部過小也限制了其多任務能力，一些特殊功能的戰鬥部需要優化、減重以匹配吸氣式導彈。此外，吸氣式導彈內部結構緊湊，天生適合作為動能武器使用，不適合搭載核戰鬥部，這一特點可能對未來的導彈使用產生比較重要的影響。高超滑翔器非常適合搭載核戰鬥部，容易引起有核國家之間的誤判。如果各國默認吸氣式導彈是常規武器，那麼吸氣式導彈的使用門檻將明顯低於高超滑翔器，未來的產品需求量顯然很大。滑翔彈與吸氣彈的關係可能類似於今天的彈道導彈與巡航導彈的關係，彈道導彈在國際軍火市場是受到更嚴格限制的。

X-51A的結構十分緊湊

各種導彈的性能估算結果列舉在表1中，這些結果只能定性提供一些信息，而且肯定是不嚴謹的，主要目的是勾勒出大致的應用背景，給讀者留下思考的線索。“相同射程起飛重量”還有一個前提是向目標投擲相同的重量，默認都從海平面用火箭助推發射，沒有考慮動能與爆炸當量的換算關係。值得注意的是，斜爆震發動機由於結構簡單，比衝很高，飛行速度快，是最有軍事價值的吸氣式動力，然而其技術還很不成熟。

高超聲速導彈動能與爆炸當量的換算

表1  不同導彈性能比較

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